RU2441998C1 - Gas-turbine jet engine - Google Patents
Gas-turbine jet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2441998C1 RU2441998C1 RU2010136606/06A RU2010136606A RU2441998C1 RU 2441998 C1 RU2441998 C1 RU 2441998C1 RU 2010136606/06 A RU2010136606/06 A RU 2010136606/06A RU 2010136606 A RU2010136606 A RU 2010136606A RU 2441998 C1 RU2441998 C1 RU 2441998C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- gas
- turbine
- compressor
- engine
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к машиностроению, а именно к газотурбостроению.The invention relates to mechanical engineering, namely to gas turbine engineering.
Известно что газотурбинные двигатели (ГТД) обладают преимуществами по сравнению с поршневыми двигателями за счет отсутствия возвратно движущихся деталей, значительно большей мощности на единицу веса, благоприятных моментных характеристик, возможностью работы на различных видах топлива независимо от октанового числа, однако проигрывают им по экономичности. Это определяется недостаточно высоким термическим коэффициентом полезного действия (к.п.д.) вследствие ограничения температуры на входе в турбину (800÷900°C) по причине недостаточной жаропрочности материала турбинных лопаток. Понижение температуры газов до допустимых пределов в известных ГТД достигается за счет подачи большого количества воздуха, в 3-6 раз превышающего требуемое для сжигания топлива при стехиометрическом соотношении (см. Р.М.Яблоник. Газотурбинные установки. - М.: Машгиз, 1959, - 408 с. [1]). На прокачку избыточного воздуха затрачивается дополнительная мощность. Повышение допустимой рабочей температуры в известных случаях достигается за счет увеличения жаропрочности лопаток, например применения термостойких покрытий на основе металлокерамики или внутреннего охлаждения лопаток. Лучшие зарубежные ГТД имеют температуру газов на входе в турбину 1500°С, с перспективой ее увеличения до 1700°C (см. А.Сударев, В.Тихоплав, Г.Шишов, В.Катенев Высокотемпературные двигатели с применением высокотемпературной керамики. // "Газотурбинные технологии" №3, 2000), однако эти значения существенно ниже температуры горения стехиометрических смесей водорода и углеводородных топлив с воздухом, равным ~2300 K (см. Е.С.Щетинков. Физика горения газов. - М.: Наука, 1965, - 740 с.). То есть потенциально имеются еще большие возможности повышения температуры рабочего тела и, следовательно, увеличения экономичности двигателя.It is known that gas turbine engines (GTE) have advantages over piston engines due to the lack of reciprocating parts, significantly greater power per unit weight, favorable torque characteristics, the ability to work on different types of fuel regardless of the octane number, but they lose out on them in terms of economy. This is determined by the insufficiently high thermal efficiency (efficiency) due to the temperature limitation at the turbine inlet (800 ÷ 900 ° C) due to insufficient heat resistance of the material of the turbine blades. Lowering the temperature of gases to acceptable limits in known gas turbine engines is achieved by supplying a large amount of air 3-6 times higher than that required for fuel combustion at a stoichiometric ratio (see R.M. Yablonik. Gas turbine units. - M .: Mashgiz, 1959, - 408 p. [1]). Extra power is expended on pumping excess air. An increase in the permissible operating temperature in known cases is achieved by increasing the heat resistance of the blades, for example, the use of heat-resistant coatings based on cermet or internal cooling of the blades. The best foreign gas turbine engines have a gas temperature at the turbine inlet of 1500 ° C, with the prospect of its increase to 1700 ° C (see A. Sudarev, V. Tikhoplav, G. Shishov, V. Katenev High-temperature engines using high-temperature ceramics. // " Gas-turbine technologies "No. 3, 2000), however, these values are significantly lower than the combustion temperature of stoichiometric mixtures of hydrogen and hydrocarbon fuels with air equal to ~ 2300 K (see E. S. Shchetinkov. Physics of gas combustion. - M .: Nauka, 1965, - 740 p.). That is, there are potentially even greater opportunities for increasing the temperature of the working fluid and, consequently, increasing the efficiency of the engine.
Известна традиционная схема газотурбинного двигателя, турбина которого имеет рабочие лопатки аэродинамического профиля. Примеры различных конструктивных исполнений ГТД содержатся, например, в [1].The traditional scheme of a gas turbine engine is known, the turbine of which has working blades of an aerodynamic profile. Examples of various designs of gas turbine engines are contained, for example, in [1].
Известны ГТД, имеющие вращающуюся камеру сгорания с реактивными соплами, создающими вращающий момент на валу (см. Ванеев С.М. Вихревые и струйно-реактивные расширительные турбомашины. // Вестник Сумского государственного университета №10 (94) 2006 и Патент RU №2052145, МПК F02C 3/16, Способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе и газотурбинный двигатель (варианты). А.М.Рахмаилов). ГТД, устанавливаемые на наземные транспортные средства, имеют сравнительно небольшие мощности и, следовательно, малый расход воздуха. Диаметр рабочего колеса турбины в этом случае получается небольшим, и при наличии рабочих лопаток возрастает отрицательное влияние относительного увеличения зазоров между ротором и статором, экономичность турбины падает. Установка реактивных сопел в камере сгорания по типу известного из курса физики сегнерова колеса позволяет устранить этот недостаток.GTEs are known having a rotating combustion chamber with jet nozzles generating torque on the shaft (see S. Vaneyev, Vortex and jet-reactive expansion turbomachines. // Sumy State University Bulletin No. 10 (94) 2006 and Patent RU No. 2052145, IPC F02C 3/16, Method for converting thermal energy into mechanical energy in a gas turbine engine and gas turbine engine (options). A.M. Rakhmailov). GTE installed on land vehicles have relatively small capacities and, therefore, low air consumption. The diameter of the impeller of the turbine in this case is small, and in the presence of impellers the negative influence of the relative increase in the gaps between the rotor and the stator increases, the efficiency of the turbine decreases. The installation of jet nozzles in the combustion chamber according to the type of Segner wheel known from the physics course eliminates this drawback.
В качестве прототипа выбран комбинированный силовой агрегат, изложенный в публикации: В.Г.Некрасов. Комбинированный силовой агрегат: АГТД+маховик. Автомобильная промышленность, 1996, №11, 1997, №1 (см. В.Г.Некрасов. Комбинированный силовой агрегат: АГТД+маховик. // Автомобильная промышленность, 1996, №11, 1997, №1 [2]). Силовой агрегат выполнен в виде струйной турбины по типу сегнерова колеса, на внешней поверхности вращающейся камеры сгорания которого установлены лопатки двухступенчатого центробежного компрессора, одновременно играющие роль элементов охлаждения камеры сгорания. Регенерация тепла осуществляется во вращающемся рекуператоре, нагреваемом выхлопными газами, через который проходит воздух, поступающий в камеру сгорания.As a prototype, the combined power unit selected in the publication was selected: V.G. Nekrasov. Combined power unit: AGTD + flywheel. Automotive industry, 1996, No. 11, 1997, No. 1 (see V. G. Nekrasov. Combined power unit: AGTD + flywheel. // Automotive industry, 1996, No. 11, 1997, No. 1 [2]). The power unit is made in the form of a jet turbine in the manner of a Segner wheel, on the outer surface of a rotating combustion chamber of which there are installed two-stage centrifugal compressor blades, which simultaneously play the role of cooling elements of the combustion chamber. Heat recovery is carried out in a rotating heat exchanger, heated by exhaust gases, through which air enters the combustion chamber.
Недостатками указанного технического решения являются: нагрев воздуха от поверхности камеры сгорания в процессе повышения давления, что снижает степень сжатия компрессора и КПД силового агрегата в целом, трудность обеспечения достаточного теплосъема от камеры сгорания вследствие небольшого коэффициента теплоотдачи к воздуху и, кроме этого, одноступенчатая турбина не позволяет полностью расширить рабочее тело в случае дальнейшего увеличения степени сжатия компрессора.The disadvantages of this technical solution are: heating the air from the surface of the combustion chamber in the process of increasing pressure, which reduces the degree of compression of the compressor and the efficiency of the power unit as a whole, the difficulty of ensuring sufficient heat removal from the combustion chamber due to the small coefficient of heat transfer to air and, in addition, the one-stage turbine does not allows you to fully expand the working fluid in case of a further increase in the compression ratio of the compressor.
Задачей изобретения является повышение экономичности ГТД за счет увеличения температуры рабочего тела с приближением состава топливовоздушной смеси к стехиометрическому и более полного использования термодинамического потенциала рабочего тела за счет многоступенчатого расширения в турбинных ступенях.The objective of the invention is to increase the efficiency of a gas turbine engine by increasing the temperature of the working fluid as the composition of the air-fuel mixture approaches stoichiometric and more fully use the thermodynamic potential of the working fluid due to multi-stage expansion in turbine stages.
Поставленная задача решается в предлагаемом газотурбинном струйном двигателе, который содержит центробежный или осевой компрессор, ротор которого установлен на одном валу и жестко связан с вращающейся камерой сгорания, систему подвода жидкого топлива с форсунками (система воспламенения), размещенными в камере сгорания (КС), рубашку охлаждения КС с жидкометаллическим охлаждающим агентом и отдачей тепла к поступающему на горение воздуху в теплообменнике после последней ступени компрессора, и установленные коаксиально с КС охватывающие ее ступени расширения рабочего тела, выполненные в виде полых роторов, которые снабжены реактивными соплами, тангенциально установленными на периферии по типу сегнерова колеса. Каждый ротор установлен в подшипниках с возможностью независимого от КС вращения, но между собой вращение роторов кинематически связано посредством редуктора.The problem is solved in the proposed gas turbine jet engine, which contains a centrifugal or axial compressor, the rotor of which is mounted on one shaft and is rigidly connected to a rotating combustion chamber, a liquid fuel supply system with nozzles (ignition system) located in the combustion chamber (КС), a shirt cooling the compressor with a liquid-metal cooling agent and heat transfer to the air entering the combustion in the heat exchanger after the last stage of the compressor, and covering the coaxial with the compressor its stages of expansion of the working fluid, made in the form of hollow rotors, which are equipped with jet nozzles tangentially mounted on the periphery as a segner wheel. Each rotor is mounted in bearings with the possibility of rotation independent of the COP, but among themselves the rotation of the rotors is kinematically connected by means of a gearbox.
Газодинамическая схема предложенного двигателя с вращающейся КС предполагает расширение газа в соплах, движущихся с окружной скоростью, т.е. вращающий момент создается полностью за счет реактивной силы истекающих газов из тангенциально расположенных сопел. Истечение газа целесообразно организовывать со скоростью звука при критическом перепаде давления из нерасширяющихся (цилиндрических) сопел. При этом устраняются волновые потери давления, возникающие в случае сверхзвукового истечения. Известно что наибольшая экономичность ГТД достигается при высоком давлении в камере сгорания в зависимости от температуры [1]. Использование сопел со звуковым истечением не позволяет полностью расширить рабочее тело в одной ступени, требуется многоступенчатое расширение.The gas-dynamic scheme of the proposed engine with a rotating compressor implies gas expansion in nozzles moving at a peripheral speed, i.e. torque is created entirely due to the reactive force of the outgoing gases from the tangentially located nozzles. It is advisable to organize the gas outflow with the speed of sound at a critical pressure drop from non-expanding (cylindrical) nozzles. This eliminates the wave pressure loss that occurs in the case of supersonic outflow. It is known that the greatest cost-effectiveness of gas turbine engines is achieved at high pressure in the combustion chamber, depending on temperature [1]. The use of nozzles with sound expiration does not allow to completely expand the working fluid in one stage; multistage expansion is required.
Последующее расширение рабочего тела на турбинных ступенях с традиционными лопатками аэродинамического профиля привело бы к малой степени парциальности колес и большим вентиляционным потерям.Subsequent expansion of the working fluid on turbine stages with traditional aerodynamic blades would lead to a low degree of partiality of the wheels and large ventilation losses.
Поэтому в рассматриваемом двигателе последующее расширение рабочего тела происходит в нескольких вращающихся камерах (роторах), число ступеней которых зависит от давления, создаваемого компрессором. Роторы также оснащены по периферии несколькими тангенциально расположенными соплами, создающими реактивную силу при истечении из них газа и, соответственно, вращающий момент. Суммарная площадь проходного сечения сопел каждой последующей ступени подбирается таким образом, чтобы обеспечить расчетный режим истечения из сопел предыдущей ступени. Направление вращения каждого последующего ротора противоположно направлению вращения предыдущего ротора. Вращающий момент роторов суммируется с помощью редуктора и передается на вал отбора мощности.Therefore, in the engine under consideration, the subsequent expansion of the working fluid occurs in several rotating chambers (rotors), the number of stages of which depends on the pressure created by the compressor. The rotors are also equipped on the periphery with several tangentially arranged nozzles that create reactive force when gas flows from them and, accordingly, torque. The total passage area of the nozzles of each subsequent stage is selected in such a way as to provide a calculated mode of flow from the nozzles of the previous stage. The direction of rotation of each subsequent rotor is opposite to the direction of rotation of the previous rotor. The rotor torque is summed using a gearbox and transmitted to the power take-off shaft.
Во вращающейся КС и в последующих ступенях расширения происходит преобразование химической энергии топлива в механическую работу, поэтому в соответствии с законом сохранения энергии величина работы соответствует понижению энтальпии рабочего тела. Это означает, что температура газа на выходе из сопел каждой ступени будет последовательно понижаться и, учитывая возможность применения достаточно термостойких материалов, ступени, следующие за камерой сгорания, не потребуют принудительного охлаждения.In a rotating CC and in subsequent expansion stages, the chemical energy of the fuel is converted into mechanical work, therefore, in accordance with the law of conservation of energy, the magnitude of the work corresponds to a decrease in the enthalpy of the working fluid. This means that the temperature of the gas at the exit from the nozzles of each stage will gradually decrease and, given the possibility of using sufficiently heat-resistant materials, the steps following the combustion chamber will not require forced cooling.
Охлаждение камеры сгорания и сопел камеры осуществляется посредством жидкометаллического теплоносителя. При этом охлаждение корпуса КС и сопел достигается гораздо проще, чем лопаток турбины в известных устройствах. Сброс тепла к воздуху происходит после последней ступени компрессора, что способствует повышению к.п.д. двигателя, поскольку в этом случае реализуется цикл с регенерацией тепла.The combustion chamber and chamber nozzles are cooled by means of a liquid metal coolant. In this case, the cooling of the compressor body and nozzles is achieved much easier than the turbine blades in known devices. Heat to air is discharged after the last stage of the compressor, which contributes to an increase in efficiency. engine, because in this case a cycle with heat recovery is realized.
Указанные признаки не выявлены в других технических решениях при изучении уровня данной области техники и, следовательно, решение является новым и имеет изобретательский уровень.These features are not identified in other technical solutions when studying the level of this technical field and, therefore, the solution is new and has an inventive step.
На фиг.1 и фиг.2 показана конструктивная схема двигателя.Figure 1 and figure 2 shows a structural diagram of the engine.
Газотурбинный струйный двигатель содержит корпус 1, центробежный (например) компрессор 2, систему подачи топлива 3 в камеру сгорания 4. Вращающаяся камера сгорания 4 и установленные коаксиально с ней охватывающие ее ступени расширения рабочего тела 5, выполненные в виде полых роторов, снабжены по периферии тангенциально установленными реактивными соплами 6. Камера сгорания связана с барабаном рабочих лопаток компрессора 2 и приводит его во вращение. Подача топлива в камеру сгорания осуществляется через форсунки 7. Каждый ротор ступеней расширения рабочего тела установлен в подшипниках 8 с возможностью независимого от камеры сгорания вращения, причем направление вращения каждого последующего ротора противоположно направлению вращения предыдущего ротора, между собой вращение роторов кинематически связано посредством редуктора 9, передающего крутящий момент на вал отбора мощности 10. Камера сгорания 4 имеет рубашку охлаждения, содержащую "горячую" 11 и "холодную" 12 полости, заполненные жидким металлом. Полости сообщаются между собой на малом радиусе рубашки охлаждения и на большом радиусе через отверстия 13. Отдача тепла к охлаждающему воздуху осуществляется на участках 14 рубашки охлаждения.A gas turbine jet engine comprises a
Высокое давление рабочего тела во вращающихся роторах удерживается посредством однотипных лабиринтных уплотнений.The high pressure of the working fluid in the rotating rotors is held by means of the same type of labyrinth seals.
Поставленная цель изобретения при работе газотурбинного струйного двигателя достигается следующим.The object of the invention when operating a gas turbine jet engine is achieved as follows.
Повышение экономичности двигателя в соответствии с предлагаемым конструктивным решением обеспечивается путем увеличения температуры рабочего тела во вращающейся камере за счет сгорания топливовоздушных смесей, близких к стехиометрическому составу. Охлаждение КС осуществляется посредством жидкометаллического теплоносителя, заполняющего рубашку, охватывающую зону горения в КС. Циркуляция жидкометаллического теплоносителя происходит за счет центробежных сил в сочетании с термосифонным эффектом, проявляющимся вследствие сильной зависимости плотности жидкого металла от температуры. Передача тепла теплоносителем к входящему воздуху осуществляется после последней ступени компрессора, обеспечивая тем самым регенерацию тепла. Это повышает к.п.д. двигателя. Вращающий момент создается за счет реактивных сил при истечении газов из тангенциально установленных сопел камеры сгорания с последующим расширением рабочего тела в многоступенчатой системе роторов, которые также снабжены тангенциально установленными соплами. Последующие за КС роторы посредством редуктора передают полезную мощность потребителю. Роторы вращаются взаимозависимо посредством специально подобранных передаточных отношений пар шестерен каждой ступени таким образом, чтобы обеспечить отношение чисел оборотов ступеней, полученных в результате газодинамического расчета тракта двигателя.Improving the efficiency of the engine in accordance with the proposed design solution is ensured by increasing the temperature of the working fluid in the rotating chamber due to the combustion of air-fuel mixtures close to the stoichiometric composition. Cooling of the COP is carried out by means of a liquid metal coolant filling the jacket, covering the combustion zone in the COP. The circulation of the liquid metal coolant occurs due to centrifugal forces in combination with the thermosiphon effect, which is manifested due to the strong dependence of the density of the liquid metal on temperature. Heat is transferred by the heat carrier to the incoming air after the last stage of the compressor, thereby ensuring heat recovery. This increases the efficiency engine. The torque is created due to reactive forces when gases flow out of the tangentially mounted nozzles of the combustion chamber, followed by the expansion of the working fluid in a multi-stage rotor system, which is also equipped with tangentially mounted nozzles. Subsequent rotor rotors by means of a gearbox transmit useful power to the consumer. The rotors rotate interdependently by means of specially selected gear ratios of pairs of gears of each step in such a way as to ensure the ratio of the speed numbers of the steps obtained as a result of the gas-dynamic calculation of the engine path.
Кинематическая схема двигателя может быть выполнена либо "двухвальной", когда работа вращающейся камеры сгорания расходуется лишь на привод компрессора, а работа последующих ступеней - на привод потребителей (как описано выше), либо "одновальной", когда работа камеры сгорания и всех ступеней суммируется с помощью редуктора. От выбора кинематической схемы будет зависеть вид нагрузочной характеристики, что, в свою очередь, определяется предназначением ГТД.The kinematic diagram of the engine can be performed either “two-shaft”, when the work of the rotating combustion chamber is spent only on the compressor drive, and the work of the subsequent stages is used to drive consumers (as described above), or “single-shaft”, when the work of the combustion chamber and all stages is summed with using a gearbox. The type of load characteristic will depend on the choice of the kinematic scheme, which, in turn, is determined by the purpose of the gas turbine engine.
Пример конкретного выполненияConcrete example
Был выполнен оценочный расчет проточного тракта газотурбинного двигателя на предполагаемую полезную мощность ≈100 кВт при использовании углеводородного топлива с теплотворной способностью Hu=42700 кДж/кг. Расчетный расход воздуха составил ~0,11 кг/с, температура горения топлива в стехиометрической смеси с воздухом была принята равной 2300 K. С учетом достигнутого уровня степени сжатия в одной ступени компрессора 4,5÷6 (см. Ред. Г.Ю.Степанов. Танковые силовые установки. - М.: Воениздат.1991, - 380 с) предполагается возможным получение общей степени сжатия компрессора σ=20. Диаметр окружности установки реактивных сопел в камере сгорания выбран равным 250 мм. Результаты расчета приведены в таблице.An estimated calculation of the flow path of the gas turbine engine for the estimated useful power ≈100 kW was carried out using hydrocarbon fuel with a calorific value of H u = 42700 kJ / kg. The calculated air flow rate was ~ 0.11 kg / s, the combustion temperature of the fuel in a stoichiometric mixture with air was taken equal to 2300 K. Given the achieved level of compression in one compressor stage 4.5 ÷ 6 (see. Ed. G.Yu. Stepanov, Tank power plants. - M .: Military Publishing. 1991, - 380 s) it is assumed that it is possible to obtain a total compressor compression ratio of σ = 20. The diameter of the circumference of the installation of jet nozzles in the combustion chamber is chosen equal to 250 mm The calculation results are shown in the table.
Мощность, затрачиваемая на привод компрессора, равна 44,9 кВт. Эта величина сопоставима с мощностью, развиваемой вращающейся камерой сгорания 41,6 кВт. Поэтому целесообразно применить "двухвальную" схему двигателя с разрывом силового валопровода, с независимым приводом компрессора от камеры сгорания. Как известно [2], это способствует получению благоприятных моментных характеристик газотурбинного двигателя. Полезная мощность, передаваемая потребителю, будет равна сумме мощностей 2-4 ступеней (роторов):The power spent on the compressor drive is 44.9 kW. This value is comparable to the power developed by a rotating combustion chamber of 41.6 kW. Therefore, it is advisable to apply a "two-shaft" engine circuit with a break in the power shaft line, with an independent compressor drive from the combustion chamber. As is known [2], this contributes to obtaining favorable torque characteristics of a gas turbine engine. The net power transmitted to the consumer will be equal to the sum of the capacities of 2-4 steps (rotors):
Nпол=35,64+29,99+25,2=90,83 кВт.N floor = 35.64 + 29.99 + 25.2 = 90.83 kW.
В расчете получены термический коэффициент полезного действия: ηt=0,467, удельный часовой расход топлива: gТ=0,258 кг/кВт час. Значения этих параметров сопоставимы с показателями для поршневых двигателей.In the calculation, the thermal efficiency was obtained: η t = 0.467, specific hourly fuel consumption: g T = 0.258 kg / kW hour. The values of these parameters are comparable with those for piston engines.
Таким образом, расчет показывает, что предложенное техническое решение - ГТД с вращающимися камерой сгорания и соплами - обеспечивает положительный эффект - повышение экономичности газотурбинного струйного двигателя. Вращающиеся роторы с соплами, по существу, представляют собой вращающиеся ракетные двигатели, термодинамическая эффективность которых, как известно (см. А.В.Квасников. Теория жидкостных ракетных двигателей. - Л.: Судпромгиз. 1959, 541 с. и И.И.Кулагин. Теория авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Гос. изд-во оборонной промышленности. 1955. - 407 с), сопоставима с эффективностью поршневых двигателей.Thus, the calculation shows that the proposed technical solution - a gas turbine engine with a rotating combustion chamber and nozzles - provides a positive effect - increasing the efficiency of a gas turbine jet engine. Rotating rotors with nozzles, in essence, are rotating rocket engines whose thermodynamic efficiency is known (see A.V. Kvasnikov. Theory of liquid rocket engines. - L .: Sudpromgiz. 1959, 541 pp. And II. Kulagin, Theory of Aircraft Gas Turbine Engines. - M.: State Publishing House of the Defense Industry. 1955. - 407 s), comparable with the efficiency of piston engines.
ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИINFORMATION SOURCES
1. Р.М.Яблоник. Газотурбинные установки. - М.: Машгиз, 1959, - 408 с.1. R.M.Yablonik. Gas turbine units. - M .: Mashgiz, 1959, - 408 p.
2. А.Сударев, В.Тихоплав, Г.Шишов, В.Катенев Высокотемпературные двигатели с применением высокотемпературной керамики. // "Газотурбинные технологии" №3, 2000.2. A.Sudarev, V.Tikhoplav, G.Shishov, V.Katenev High-temperature engines using high-temperature ceramics. // "Gas turbine technology" No. 3, 2000.
3. Е.С.Щетинков Физика горения газов. - М.: Наука, 1965, - 740 с.3. ES Shchetinkov. Combustion physics of gases. - M .: Nauka, 1965, - 740 p.
4. Патент 200500025. МПК F02C 3/32. Способ преобразования энергии и струйный двигатель для его осуществления. Б.М.Кондрашов.4. Patent 200500025.
5. Ванеев С.М. Вихревые и струйно-реактивные расширительные турбомашины. // Вестник Сумского государственного университета №10 (94) 2006.5. Vaneev S.M. Vortex and jet-jet expansion turbomachines. // Bulletin of Sumy State University No. 10 (94) 2006.
6. Патент RU №2052145, МПК G01M 9/00. Способ тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе и газотурбинный двигатель (варианты). А.М.Рахмаилов.6. Patent RU No. 2052145,
7. В.Г.Некрасов. Комбинированный силовой агрегат: АГТД+маховик. // Автомобильная промышленность, 1996, №11, 1997, №1. - прототип.7. V.G. Nekrasov. Combined power unit: AGTD + flywheel. // Automotive industry, 1996, No. 11, 1997, No. 1. - prototype.
8. Ред. Г.Ю.Степанов. Танковые силовые установки. - М.: Воениздат.1991, - 380 с.8. Ed. G.Yu. Stepanov. Tank power plants. - M .: Military Publishing. 1991, - 380 p.
9. А.В.Квасников. Теория жидкостных ракетных двигателей. - Л.: Судпромгиз. 1959, 541 с.9. A.V. Kvasnikov. Theory of liquid rocket engines. - L .: Sudpromgiz. 1959, 541 p.
10. И.И.Кулагин. Теория авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Гос.изд-во оборонной промышленности. 1955. - 407 с.10. I.I. Kulagin. Theory of aircraft gas turbine engines. - M .: State Publishing House of the defense industry. 1955 .-- 407 p.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010136606/06A RU2441998C1 (en) | 2010-08-31 | 2010-08-31 | Gas-turbine jet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010136606/06A RU2441998C1 (en) | 2010-08-31 | 2010-08-31 | Gas-turbine jet engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2441998C1 true RU2441998C1 (en) | 2012-02-10 |
Family
ID=45853684
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010136606/06A RU2441998C1 (en) | 2010-08-31 | 2010-08-31 | Gas-turbine jet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2441998C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2582373C2 (en) * | 2014-06-10 | 2016-04-27 | Лев Федорович Ростовщиков | Turbo machine with flow section heating |
| RU2635953C2 (en) * | 2016-04-07 | 2017-11-17 | Общество с ограниченной ответственностью Научно-производственная фирма "Пакер" | Pulsating gas turbine engine |
| CN114412644A (en) * | 2022-01-14 | 2022-04-29 | 北京空天技术研究所 | Liquid metal loop-based hydrocarbon fuel engine cooling method and system |
-
2010
- 2010-08-31 RU RU2010136606/06A patent/RU2441998C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2582373C2 (en) * | 2014-06-10 | 2016-04-27 | Лев Федорович Ростовщиков | Turbo machine with flow section heating |
| RU2635953C2 (en) * | 2016-04-07 | 2017-11-17 | Общество с ограниченной ответственностью Научно-производственная фирма "Пакер" | Pulsating gas turbine engine |
| CN114412644A (en) * | 2022-01-14 | 2022-04-29 | 北京空天技术研究所 | Liquid metal loop-based hydrocarbon fuel engine cooling method and system |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11255544B2 (en) | Rotating detonation combustion and heat exchanger system | |
| WO1999066187A9 (en) | Ramjet engine for power generation | |
| CN104196571A (en) | Method and device for improving efficiency of turbine engine | |
| CN104963775A (en) | Miniature type bladeless gas turbine | |
| RU2441998C1 (en) | Gas-turbine jet engine | |
| CN106948864A (en) | A kind of combustion gas screwed pipe rotary engine power set | |
| CN106988882A (en) | Twin-stage is to turning gas turbine | |
| WO1998016722A2 (en) | Orbiting engine | |
| US8978387B2 (en) | Hot gas path component cooling for hybrid pulse detonation combustion systems | |
| AU3210384A (en) | Process of intensification of the thermoenergetical cycle andair jet propulsion engines | |
| WO2023216278A1 (en) | Electric energy turbine engine | |
| US2668413A (en) | Gas turbine power plant with duplexed blading | |
| CN102116216A (en) | Hybrid detonation rotor shaft (all-electric) intelligent engine | |
| CN101105189B (en) | Minitype compressor heat insulation type stator wheel disk | |
| CN106948877A (en) | Aircraft gas screwed pipe rotary engine | |
| RU2594828C1 (en) | Propulsion engine of supersonic aircraft | |
| CN203702343U (en) | Low-temperature hybrid power gas turbine | |
| RU99543U1 (en) | ACTIVE GAS TURBINE ENGINE (OPTIONS) | |
| RU2528214C2 (en) | Gas turbine co-generation power plant | |
| CN106948942B (en) | A kind of high-efficiency gas turbine | |
| RU2379532C1 (en) | Nuclear gas turbine aircraft engine | |
| US20120151895A1 (en) | Hot gas path component cooling for hybrid pulse detonation combustion systems | |
| RU2561772C1 (en) | Air-jet engine | |
| US20170306843A1 (en) | Method and apparatus for increasing useful energy/thrust of a gas turbine engine by one or more rotating fluid moving (agitator) pieces due to formation of a defined steam region | |
| CN103790706A (en) | Low-temperature hybrid power gas turbine and operating method |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20120901 |